导读:本文包含了过渡态控制论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:航空发动机,线性,副翼,发动机,贝尔,涡扇,增益。
过渡态控制论文文献综述
钱秋朦,但志宏,张松,裴希同,王信[1]（2019）在《航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法》一文中研究指出航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年10期）
曹惠玲,郑里鹫[2]（2019）在《基于广义Gronwall-Bellman引理的小型涡扇发动机过渡态控制》一文中研究指出针对航空发动机强非线性的特点,将非线性控制理论应用于小型涡扇发动机过渡态控制。基于非线性模型,应用广义Gronwall-Bellman引理设计给定转速跟踪器,该过渡态控制器可在一定范围的转速切换指令下,通过对控制器参数的选取来调节跟踪误差范数边界,使得闭环系统以指数收敛到新平衡状态。应用Lyapunov稳定性定理对该控制器的性能进行验证,在理论上证明了该非线性设计方法的有效性;并以DGEN380发动机为仿真研究对象,对上述控制器进行数值仿真。仿真结果表明设计的发动机过渡态转速跟踪器能满足航空发动机控制系统的动态性能指标,实现了基于非线性模型的简单加速控制,仿真结果验证了该设计方法的有效性。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2019年11期）
杨琴,时瑞军,周剑波[3]（2019）在《一种化繁为简的过渡态控制规律设计方法》一文中研究指出为了满足发动机各方面限制并尽可能缩短加速时间,人们开展了大量的过渡态控制规律的研究,但大部分方法采用的是复杂的原理和算法,实现起来较为困难且通用性差。而采用基于发动机模型仿真的供油规律设计方法,可将复杂的过渡态问题转变为较为简单的稳态问题,化繁为简,有利于工程应用。(本文来源于《航空动力》期刊2019年01期）
曹灿[4]（2018）在《航空发动机过渡态控制设计及优化方法研究》一文中研究指出航空发动机是飞机的“心脏”,被誉为现代工业“皇冠上的明珠”,其重要性和研制难度不言而喻。2016年,航空发动机和燃气轮机国家科技重大专项被列为“十叁五”规划中100个重大工程及项目之首。航空发动机控制系统是发动机系统的重要组成部分,对保证发动机安全性、可靠性、经济性等起到举足轻重的作用。在控制律设计开发过程中,过渡态控制占用了总周期的近3/4。这是因为过渡态控制覆盖了若干不同的稳态工作点,本质上又属于非线性,而且它必须保证发动机不超过工作极限范围。因此,航空发动机过渡态控制直接影响飞行安全及发动机使用寿命。本文针对航空发动机过渡态控制设计开展研究,主要工作如下。首先,搭建控制器设计及验证的数字仿真环境,并开展了仿真平台建设工作。介绍全权限数字控制系统协同设计综合平台(FADEC Works,FWorks)。介绍了平台的架构及功能;并为平台开发了“多用户协同设计”和“控制器在线替换”两个功能模块,给出了工作流程图并完成了软件实现。FWorks集成了多个发动机部件级模型,支持控制器/执行机构/传感器模型的在线替换,且允许多用户同时、异地、协同设计。利用该平台,研发人员可以进行FADEC系统的协同设计、分析、集成和验证。然后,提出一种航空发动机过渡态控制设计的新方法,并为JT9D发动机模型设计了控制器。采用基于模型的设计(Model Based Design,MBD)方法,将JT9D发动机模型集成至FWorks平台。介绍了JT9D部件级模型的建模方法、计算原理,定义了模型的输入输出接口,然后将Simulink模型生成嵌入式代码并集成至FWorks,从而实现了发动机模型的实时仿真。接着,以JT9D为对象,详述航空发动机控制器设计方法。首先设计了控制器总体架构,并将其分解为稳态过渡态控制两个模块。针对稳态控制,开发了“航空发动机稳态控制器设计工具V1.0”,利用该工具可极其方便地求解发动机包线内各工况点的线性化模型并设计控制器,实验表明,该工具求解时间小于1 s,求解精度高达10~(-6);针对过渡态控制,重点介绍本文提出的最优加速调节计划设计的变量替换法,基于该方法和粒子群算法设计了控制器。仿真结果表明,与TTECTrA软件中加速调节计划设计方法相比,发动机慢车至最大转速的加速时间由2.72 s缩短至2.1 s,减少了22.8%。最后,基于嵌入式实时处理系统CompactRIO和虚拟仪器语言LabVIEW,搭建了航空发动机过渡态控制的快速原型,并完成了过渡态控制的硬件在环仿真。结果表明,过渡态过程中发动机不会超过其工作极限范围,从而验证了本文设计的航空发动机过渡态控制算法的有效性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
姬晓东[5]（2017）在《基于ADRC的航空发动机过渡态控制研究》一文中研究指出航空发动机是一个结构复杂、强非线性的被控对象,并且有着宽广的飞行包线。如何设计控制器使发动机在不同的飞行条件下都能安全运行且能达到期望的性能是发动机控制系统设计的关键问题。航空发动机过渡态控制在发动机控制系统设计中占据着重要的地位,传统的基于开环油气比的过渡态控制不够灵活,加/减速过程由提前设计的控制规律决定,不能根据具体飞行任务合理安排过渡时间,从而使得热端部件寿命受到影响。此外,稳态控制器和加/减速计划之间的切换会引起积分饱和问题。针对上述航空发动机加/减速过渡态的控制问题,本文提出了一种基于自抗扰控制(Active Disturbance Rejection Control,ADRC)技术的航空发动机过渡态闭环控制设计方法。一方面,根据期望的加/减速响应时间,利用跟踪微分器安排过渡过程;另一方面,利用非线性扩张状态观测器在线实时观测高压转子转速,转子加速度以及系统总扰动,并通过非线性PD控制器实现ADRC控制,避免了积分饱和问题。同时,为保证发动机安全运行,利用加/减速计划及稳态工况处的稳态燃油流量构造ADRC输出饱和限制器使发动机运行在安全范围内。最后,与传统开环油气比控制做了数字仿真对比实验。仿真结果表明:基于ADRC的航空发动机过渡态闭环控制能根据期望的响应时间合理安排过渡过程跟踪目标,使燃油输入在加/减速计划限制的范围内变化;与开环油气比控制相比,避免了积分饱和现象,提高了加/减速过程的灵活性,在不要求响应速度最快的情况下,可显着降低涡轮前总温的超调量,进而可延长热端部件使用寿命。(本文来源于《大连理工大学》期刊2017-05-08）
王曦,党伟,李志鹏,胡忠志,殷铠[6]（2015）在《1种N-dot过渡态PI控制律的设计方法》一文中研究指出转子加速度的过渡态控制律已应用于先进的航空发动机控制系统的设计中,以改善过渡态的加减速性能,其优点在于N-dot控制计划能够保证同一型号发动机加减速性能的一致性,而不随发动机加工制造误差、材料差异及部件性能退化等因素变化。针对双转子涡扇民用发动机,提出了1种N-dot过渡态控制律的设计方法,基于差分进化算法,在发动机慢车到最大状态对应的若干稳态工作点,设计了相应的N-dot PI控制律,采用增益调度计划构建了全飞行包线内的N-dot过渡态控制律。在发动机性能退化的情况下,对N-dot闭环过渡态控制与油气比开环过渡态控制的加速性能进行了仿真。仿真结果表明:N-dot闭环过渡态控制性能优于油气比开环过渡态控制性能。(本文来源于《航空发动机》期刊2015年06期）
高杨,王继强,陈维建,叶志锋,胡忠志[7]（2015）在《基于加减速计划的航空发动机过渡态控制设计》一文中研究指出基于某单轴航空发动机分段线性化模型搭建了完整的控制系统,分别在慢车、巡航及起飞状态设计了稳态PI控制器。依据控制权交接逻辑,制定了过渡态加速和减速计划表。仿真结果表明了发动机慢车、巡航及起飞状态间良好的切换,且过渡过程光滑平缓。另外,考虑了加入测量噪声干扰的情况下,控制性能情况。最后对于参数的调节及供油计划的制定给出了相应的建议。(本文来源于《第叁十四届中国控制会议论文集（D卷）》期刊2015-07-28）
胡欢[8]（2015）在《基于SQP方法的航空发动机过渡态最优控制研究》一文中研究指出当航空发动机部分或全部性能变量随时间变化时,就进入过渡态工作。发动机的过渡状态包括起动过程、加速过程、减速过程等。过渡态性能直接关系到飞机起飞,加速飞行,机动飞行等性能的好坏。航空发动机过渡态控制涵盖了若干不同稳态点的转速范围,本质上属于非线性控制。而目前解决该类问题的一般方法是利用非线性最优化方法。文中研究的SQP方法就是非线性最优化方法中的一种。本文以航空发动机过渡态最优控制为主线,研究了SQP方法在发动机加/减速控制中的应用、发动机工作极限对加速控制的影响和飞行包线内的加速控制规律的获得。SQP方法是一个静态方法而航空发动机加/减速过程是一个动态过程。本文解决该问题的具体做法是:在每一个迭代点将目标函数和约束函数离散化,利用SQP方法求出每一迭代点的最优控制量,将每一个迭代点的最优控制量组合起来,得到整个加/减速过程的最优控制律。仿真结果表明SQP方法能有效改善发动机加/减速性能。涡轮前温度和喘振裕度的改变会影响航空发动机的加速性能。改变航空发动机涡轮前温度和喘振裕度的限制条件并利用SQP方法进行了仿真运算。结果表明,利用SQP方法得到的加速规律,能够有效应对航空发动机遇到的各种紧急情况。为了得到飞行包线内的加速规律,本文以高度和马赫数来划分飞行包线,分别求取不同飞行条件下的加速规律。将所有的加速规律组合到一起,选取满足所有飞行条件的加速规律即获得飞行包线内的加速规律。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-06-01）
束家熠[9]（2014）在《大涵道比涡扇发动机过渡态控制优化与飞/推综合建模》一文中研究指出大涵道比涡扇发动机的过渡态性能优化对提升飞机安全性，减少事故发生率有着重要作用。优化发动机过渡态性能的目的是减少其响应时间，同时必须保证发动机不超温、不超转并且远离喘振边界。并保证发动机工作在安全的工况下使飞机在紧急情况下能迅速恢复推力。为研究发动机加速过程的优化对飞机性能的影响，本文根据民航机气动特性数据建立了B747-100的地面滑跑/空中六自由度模型，并基于热力学原理建立了大涵道比涡扇发动机部件级模型，在考虑两者的耦合关系之后建立了民航机飞/推综合模型。本文采用SQP法对涡扇发动机过渡态控制进行了优化，减少了发动机加速的响应时间，并在飞/推综合模型上进行了测试，该测试模拟了民航机在单发失效时以及飞机在复飞过程中紧急提升发动机推力的过程。最后，本文针对飞机在液压系统失效而无法操纵传统的气动控制面的情况，设计了仅靠推力改变飞机姿态的控制方法，验证了推力改变对飞机姿态的影响，以左右发推力差来控制飞机的偏航和滚转,以左右发动机推力的同步增减来控制飞机的俯仰。在此基础上实现了TOC（Throttle Only Control）迫降的模拟，验证了TOC的有效性。为了实现飞行模拟中的叁维视景仿真，本文使用VegaPrime软件与VS2005联合开发了相应的叁维仿真程序，基于OpenFlight格式的叁维模型建立了可自由切换舱内/舱外视角、舵面可自由偏转的民航机模型，并提供了与真实飞机类似的操纵输入手段以及友好的人机交流界面。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-01-01）
吴君凤,郭迎清[10]（2013）在《发动机稳态与过渡态控制集成设计仿真验证》一文中研究指出研究了某型涡扇发动机全飞行包线稳态与过渡态控制集成设计问题.首先利用根轨迹分析法和时域分析法设计了从慢车状态到最大状态的多个比例积分(PI)设定点控制器,并利用增益调参和换算参数得到了全飞行包线的稳态控制器参数.然后将加减速控制计划与稳态控制通过max/min逻辑进行集成,考虑了抗积分饱和功能及设计了相应的抗积分饱和模块,最后得到的集成控制系统在软件MATLAB/Simulink下进行了仿真验证.仿真结果表明集成控制系统稳态时抗扰动性能良好,过渡过程中曲线平滑,有效利用了各种限制条件还兼有抗积分饱和功能并且能进行平滑切换.(本文来源于《航空动力学报》期刊2013年06期）
过渡态控制论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对航空发动机强非线性的特点,将非线性控制理论应用于小型涡扇发动机过渡态控制。基于非线性模型,应用广义Gronwall-Bellman引理设计给定转速跟踪器,该过渡态控制器可在一定范围的转速切换指令下,通过对控制器参数的选取来调节跟踪误差范数边界,使得闭环系统以指数收敛到新平衡状态。应用Lyapunov稳定性定理对该控制器的性能进行验证,在理论上证明了该非线性设计方法的有效性;并以DGEN380发动机为仿真研究对象,对上述控制器进行数值仿真。仿真结果表明设计的发动机过渡态转速跟踪器能满足航空发动机控制系统的动态性能指标,实现了基于非线性模型的简单加速控制,仿真结果验证了该设计方法的有效性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
过渡态控制论文参考文献
[1].钱秋朦,但志宏,张松,裴希同,王信.航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法[J].航空动力学报.2019
[2].曹惠玲,郑里鹫.基于广义Gronwall-Bellman引理的小型涡扇发动机过渡态控制[J].科学技术与工程.2019
[3].杨琴,时瑞军,周剑波.一种化繁为简的过渡态控制规律设计方法[J].航空动力.2019
[4].曹灿.航空发动机过渡态控制设计及优化方法研究[D].南京航空航天大学.2018
[5].姬晓东.基于ADRC的航空发动机过渡态控制研究[D].大连理工大学.2017
[6].王曦,党伟,李志鹏,胡忠志,殷铠.1种N-dot过渡态PI控制律的设计方法[J].航空发动机.2015
[7].高杨,王继强,陈维建,叶志锋,胡忠志.基于加减速计划的航空发动机过渡态控制设计[C].第叁十四届中国控制会议论文集（D卷）.2015
[8].胡欢.基于SQP方法的航空发动机过渡态最优控制研究[D].南京航空航天大学.2015
[9].束家熠.大涵道比涡扇发动机过渡态控制优化与飞/推综合建模[D].南京航空航天大学.2014
[10].吴君凤,郭迎清.发动机稳态与过渡态控制集成设计仿真验证[J].航空动力学报.2013
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